基于3D打印的舵面可调实用化飞机风洞模型的设计与试验

飞机风洞试验模型的设计和加工是风洞试验的重要环节,对飞机研制的周期和成本具有重要的影响。为提高飞机研制的效率,基于3D打印技术提出了实用化飞机风洞模型的设计和制造方法。采用3D打印加工树脂气动外壳和机加工金属强化骨架的复合结构方案,设计并测试了某型号飞机的低速全机测力模型。提出了变角片和旋转轴-定位销两种舵面偏角方案,设计了内嵌金属套筒用以降低因装拆磨损带来的树脂精度损失。采用计算流体力学与计算结构力学（CFD/CSD）分析技术,对模型的设计进行了强度校核。加工装配的复合模型在FD-09低速风洞进行了吹风试验。试验结果显示：带舵面偏角的复合模型在迎角α=8°和风速V=70 m/s条件下安全,其气动数据与金属模型吻合良好,具有实用性。相比金属模型,树脂-金属复合模型的加工周期和成本大幅降低,可有效响应飞机设计工作者对模型快速设计和加工的需求,有助于提高飞机设计效率。     

含间隙折叠舵面的主共振响应分析

研究了含间隙折叠舵面的主共振响应.建立具有沉浮和俯仰间隙的二元舵面振动微分方程,两个运动方向受到同频简谐外激力.采用平均法求解系统的主共振周期解,结合数值法对方程组进行数值求解,研究系统主共振,得到振动幅频响应曲线.分析间隙、外激力、固定预载对于折叠舵面主共振的影响,结果表明：随着间隙增大,主共振响应曲线整体向左移动,非线性特点越来越突出,开始出现振幅跳跃和滞后现象;随着外激力增大,间隙范围内响应所占比例降低,非线性的影响也随之降低,系统振动特点接近线性;随着固定预载增大,共振形态变化较大.     

旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称状态下非对称流动机理

针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速（PIV）试验对该非对称流动现象进行了精准捕捉,并对其产生的原因进行了分析。然后,基于已获得的试验数据及流场观测结果,借助数值模拟方法对所述非对称流动的细节、拓扑结构、空间形态及舵面压力分布等问题做了深入研究,并进行了详细讨论。结果表明：旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称偏转时,舵面前缘产生的翼尖涡会因舵面相距较近而相互干扰,促使翼尖涡沿流向非对称发展,使得舵面压力分布不均,最终导致非对称流动和较大横向量的产生,影响导弹的气动性能。     

飞翼布局飞机舵面偏转速率设计

舵面偏转速率的大小是飞机飞行控制系统设计的重要约束之一.当偏转速率饱和时,在外界干扰或操纵下,飞机可能进入自激振荡(PIO)状态,导致飞行品质下降.建立了飞翼布局飞机舵面偏转速率限制值的设计方法,给出了某大展弦比飞翼布局飞机的三轴主操纵面偏转速率设计的算例,分析了偏转速率限制对飞机动态响应特性的影响及其与飞机本体气动导数、转动惯量、展弦比构成的组合参数间的关系.结果表明:对于大展弦比飞翼布局飞机而言,其横向主操纵面偏转速率限制值要求最高,纵向次之,航向最低.研究方法和结果可用于飞翼布局飞机的操纵舵面与飞行控制系统初步设计时参考.      

小展弦比有限厚度舵面颤振特性分析

摘要： 舵系统是超声速再入飞行器机动飞行过程中对姿态进行控制的重要部件,其颤振特性分析是保证型号研制及飞行试验成功的关键环节.本文用当地活塞流理论对舵面颤振特性进行分析,首先建立舵系统动力学方程,确定舵面颤振临界边界计算方法,然后通过有限元分析和模态试验确定不同舵偏角度及不同加载量级组合工况下舵面模态参数,最后通过颤振分析确定舵面颤振临界参数,为舵系统结构方案设计及优化提供技术支撑.     

带控制舵弹体气动特性分析

本文用数值模拟方法研究了带控制舵弹体的气动特性。该问题外形复杂，在控制舵和弹身之间会出现明显的缝隙。为了解决此类外形的气动力计算问题，我们发展了结构网格和非结构网格的混合网格技术。这样一方面充分发挥了贴体结构网格质量好、效率高的优点，另一方面充分发挥了非结构网格几何灵活性好、易于模拟复杂外形的优点。数值计算与风洞实验相当吻合，说明本方法具有良好的精度。最后对两种外形进行大量计算并进行气动特性分析，给出了静稳定特性和配平特性的研究结果。     

亚跨风洞中舵面亚临界颤振试验

设计了舵面颤振试验装置,在亚跨超风洞中对展弦比2．0的NACA0012矩形舵面开展了颤振试验研究。试验马赫数范围为0．3～0．75。试验采用直接观测法获得舵面在不同质量特性条件下的亚声速和接近跨声速的颤振特性。同时还采用亚临界数据分析方法对试验的扭转应变信号进行了离线分析,即通过采用ARMA方法识别扭转应变信号的阻尼和频率,并通过阻尼外插得到颤振临界动压值。研究结果表明：该试验装置可以用于在现有亚跨超风洞中开展舵面颤振问题研究。当采集的亚临界信号为典型指数衰减信号时,以ARMA方法为基础的亚临界颤振试验技术可以稳定地识别出信号阻尼和频率,并较为准确地获得舵面的颤振临界动压、颤振频率等颤振参数。     

全尺寸栅格舵铰链力矩天平研制

为准确获取带控制系统全尺寸栅格舵的静、动态铰链力矩数据,分析舵控系统性能,需要研制强度、刚度、灵敏度及抗电磁干扰能力均符合试验要求的风洞侧壁支撑天平。栅格舵法向力大,铰链力矩小,且试验平台限制了天平结构的长度,导致天平在载荷匹配与元件布置方面有较大难度。通过有限元分析技术优化天平结构,在适量放大铰链力矩载荷设计指标的基础上,采用法兰盘代替传统的锥连接,天平各元件串联布局等手段,成功研制出了满足试验要求的天平。试验结果显示,模型静、动态试验数据规律良好,天平的动态响应能力及对小量铰链力矩的测量满足试验需求。     

基于模型跟踪的通道解耦控制技术仿真研究

飞行品质标准对耦合现象有着明确的限制和评定,为了实现飞机的解耦控制,本文基于模型跟踪技术进行了解耦控制律的设计。首先构建了非耦合的目标模型,其次利用模型跟踪对非耦合模型完满复现,实现了解耦目的,最后分析了模型反馈增益和舵回路对解耦控制律的影响并提出了解决方法。仿真结果表明：利用模型跟踪控制技术可实现飞机通道之间的解耦,且该方法简单明了,易于工程实现。     

某型飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律设计与仿真

现代飞机越来越复杂的飞行任务对飞机控制系统性能提出了更高要求,而飞机控制系统性能的好坏与飞机自动驾驶仪控制规律设计的优劣关系密切.为此,对某型飞机自动驾驶仪的比例式控制规律进行了分析和设计,仿真研究了控制规律中的速率反馈及位置反馈的作用和选取原则,进而设计出性能良好的飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律.通过大量仿真比较...